关于翼型失速的数值模拟

liuzheyoungman

，想请教大家一个问题，(首先声明一下这是个不可压缩的模型，不是可压缩的)偶在用FLUENT模拟翼型失速过程中，随着冲角的增大，分离涡始终不明显或者基本上观察不到，冲角在20°的时候还是不怎么明显，请问这问题出在哪了？我选用的湍流模型是realizable K-e模型，在大冲角时用的非平衡壁面函数，在小冲角时用的是增强型壁面函数，这样设置有什么问题没有？现在这里谢过大家了！小弟亟需大家的帮忙！！！！

通流

首先，我不是这方面的专家。只能从基本面上提点建议：
（1）不建议换紊流模型。虽然紊流模型在不同的情况下各有优缺点。但我们对这东西本身有点不清楚的地方，换了紊流模型，等于又增加了一个参数。使得问题更难解释。
（2）数值模拟与网格有关。你放了足够的网格了吗！
（3）进口紊流度对分离有很大影响，如果用FLUENT自动给的值，进口紊流度是很高的。这样，分离会推迟。
（4）也许20°时，就是还没有分离呢。你有实验数据吗？

liuzheyoungman

首先在这里表示感谢，对于第二个建议，网格我做了20多万的，对于一个二维的模拟已经足够了。对于第三个建议我也很赞同，我用的是fluent默认的进口湍流度，但是不知道进口湍流度到底怎么算？能不能在赐教一下！

通流

网格的密度主要是看固壁附近的。一般需要到y+=1左右。20多万确实是很多。
进口紊流度是根据实际情况定的。如果是风洞（水洞）试验，那么风洞有它的指标。如果是在大气中飞行，大气的紊流度应该是很低的，或者尺度很大。所以可以试试紊流度小于1%，尺度在10米的量级上。你如果能找到关于大气中紊流的书，那是最好了。

liuzheyoungman

十分感谢，版主的认真回答！

lixl-imech

分离对网格分辨率是很敏感的，尤其是对近壁网格的分辨率。因此应当在近壁区采用边界层网格，而且第1个网格到壁面的距离应当充分小。 NASA的CFD验证计划的RAE2822翼型绕流算例（http://www.grc.nasa.gov/WWW/wind/valid/raetaf/raetaf.html），第1个网格到壁面的距离为弦长的十万分之一，而且还仅是RANS的计算结果，如果采用LES (例如欧洲的LESFoil计划）或DES,估计网格跨度还得降低。

[ 本帖最后由 lixl-imech 于 2009-12-6 01:27 编辑 ]

wangchee_wind

同意楼上各位的看法：1）贴体边界层对分离的影响是非常大的，建议查询第一层网格的厚度，不同的机翼都有不同的要求；2）紊流可以通过认为设置紊流度来实现，对于模拟大攻角分离，取0.5%应该可以实现。

sliu2011

你是模拟分离泡的话 很难让我相信20度了还有分离泡。我怀疑流动是完全分离的？
明显kw模型对于边界层流动更加准确。或者用SST可能更好。
入口湍流度，需要参考试验。如果没有试验对照，正如楼上几位所说，大气湍流度很低的。所以取一个比较小的值是可行的。
我的经验是，湍流度确定还可能与雷诺数相关。我模拟的都是低雷诺数流动，发现来流湍流度在0.1%到1%之间，湍流度的变化会影响翼型上转捩点的位置，分离泡的形成。小于0.1%，结果变化就差别不大了。在试验中，参考《Boundary Layer Theory》的结果，能够到达的最小湍流度能有0.02%。我参考的试验声明湍流度范围是0.03-0.07%之间。我就取0.05%。这个范围内的湍流度影响不大的。
还要注意入口湍流度的衰减。你需要保证入口湍流度衰减到前缘的时候到达你想要的值，而不是直接把你想要的值放在入口处。这点在大于0.1%的湍流度情况下比较明显。